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公开(公告)号：CN115059935B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202210515841.0
申请日：2022-05-12
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请涉及航空发动机的技术领域，公开了一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，其包括集气结构以及位于集气结构一侧的燃烧室，集气结构包括第一外壳体和第一内壳体，第一内壳体包括第一固定管、第二固定管和固定环，第一固定管与第一外壳体形成有喉道，固定环与第一固定管的内圆周面连接，固定环与的外圆周面连接；燃烧室包括第二外壳体和第二内壳体，第二外壳体、第二内壳体、第二固定管和固定环围合形成有燃烧腔，固定环上设置有回流结构，回流结构包括回流管，回流管的一端与固定环远离燃烧腔的一端连接，回流管的另一端与第二内壳体的内壁连接，回流管的两端均于燃烧腔连通，本申请具有提高发动机寿命的效果。
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公开(公告)号：CN115467759A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211224422.8
申请日：2022-10-08
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 提供一种基于气动中心体的涡轮基爆震加力发动机，是一种低涵道比涡扇发动机，包括压气机(1)，进气涵道(2)，主燃烧室(3)，涡轮(4)，旋转爆震加力燃烧室(5)，燃料和氧化剂二次补给装置(6)，值班起爆器(7)以及可调喷管(8)。本发明取消了物理内筒，能够避免热烧蚀问题，同样大大降低发动机结构重量。可调式气动中心体设计根据发动机不同工况适时调整“气动环形燃烧室”宽度；燃料氧化剂二次补给可改善旋转爆震波起爆性能且可作为二次加力。本发明能够充分利用爆震发动机和涡轮发动机的优势，对于降低油耗、提高航程、实现更高马赫数飞行、避免模态转换造成的“推力陷阱”具有重要意义。
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公开(公告)号：CN109723578B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN201811574929.X
申请日：2018-12-21
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明涉及一种边缘分布等离子体裂解活化补油装置及方法，包括两端通口的预燃裂解室与连接在预燃裂解室一端的等离子体调控室，所述预燃裂解室中设置有补油喷注嘴，所述补油喷注嘴与供油装置连通，所述等离子体调控室中内壁面周向设置有放电结构。经过预燃裂解与等离子体协同裂解后形成的小分子气态燃料与活性基团具有较高的反应活性，因此将这些裂解后的小分子燃料和活性基团通入旋转爆震发动机中时可显著降低起爆能量、缩短起爆时间、提高爆震频率，达到实现液态燃料‑空气爆震的目的。
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公开(公告)号：CN109723554B
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN201811573561.5
申请日：2018-12-21
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明涉及一种中心分布等离子体裂解活化补油装置及方法，包括两端通口的预燃裂解室与连接在预燃裂解室一端的等离子体调控室，所述预燃裂解室中设置有补油喷注嘴，所述补油喷注嘴与供油装置连通，所述等离子体调控室中心轴处设置有放电结构。经过预燃裂解与等离子体协同裂解后形成的小分子气态燃料与活性基团具有较高的反应活性，因此将这些裂解后的小分子燃料和活性基团通入旋转爆震发动机中时可显著降低起爆能量、缩短起爆时间、提高爆震频率，达到实现液态燃料‑空气爆震的目的。
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公开(公告)号：CN106570254B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201610951800.0
申请日：2016-10-27
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于完全CCW理论环形通道防爆震回传结构的设计方法，首先入射激波轴向传播，遇到第一段折转面AB，在壁面发生反射，入射激波马赫数为1.6，第一段折转面的起始楔面角为25°，入射激波遇到第二段折转面BC，在壁面发生反射，入射激波马赫数为1.913，第二段折转面的起始楔面角为35°，当入射激波遇到第三段折转面CN，在壁面发生反射，入射激波马赫数Mw2为2.31，第三段折转面的起始楔面角为30°。本发明环形通道出口处的激波强度比初始入射激波增强68.1％，与直接折转90°突转型环形通道相比，激波聚焦时刻提前了8μs，凹面腔底部由激波聚焦所致的峰值压力与峰值温度提高了76.5％和32.1％。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106438158B
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201610969707.2
申请日：2016-11-07
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，包括燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器。火焰筒位于燃烧室外壳体内，等离子体射流点火器位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端。所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。本发明基于等离子体射流点火燃烧的极小型航空发动机，主燃烧室是一种新型的航空发动机点火和燃烧组织方式，采用等离子体射流点火技术，将点火器与喷嘴一体化，从而减小点火器和燃烧室的重量与体积，提高航空发动机燃烧室的点火可靠性，进而提升航空发动机的性能。
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公开(公告)号：CN102913365A
公开(公告)日：2013-02-06
申请号：CN201210376733.6
申请日：2012-10-08
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: F02P23/00
Abstract: 一种基于环形放电的瞬态等离子体点火器。绝缘套位于绝缘保护套内，并且该绝缘套的一端位于至阴极内。阳极导通杆位于绝缘套内，并且该阳极导通杆的一端装入阳极的中心孔内。绝缘保护套一端安装在固定座内。阳极位于阴极内。所述的瞬态等离子体点火器上有混合气通道。本发明利用高能纳秒脉冲放电，形成局部高温区域，并激发大量的活性粒子，在极短的时间内点燃可燃混合气。本发明点火面积大，能够在多点点燃混合气；点火时间极短具有更短的点火延迟时间；点火能量可以更好的与气体混合物耦合，点火区域的大分子碳氢燃料被电离成活化能小的活性粒子，使混合气的化学反应速率更快，反应时间更短，点火成功率高。
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公开(公告)号：CN119879233A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202411878517.0
申请日：2024-12-19
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请涉及航空发动机的领域，尤其是涉及一种具有调压结构和引射通道的旋转爆震燃烧室，包括涵道壳，涵道壳内部设置有燃烧室本体和位于燃烧室本体入口的特斯拉阀，燃烧室本体的具有环形通道，特斯拉阀包括壳体及流道，壳体的一端与涵道壳一端固定连接，壳体的另一端与燃烧室本体同轴连接，流道同轴设置在壳体内，流道入口端用于通入空气，流道出口端与燃烧室本体内部的环形通道连通；涵道壳、壳体和燃烧室本体之间形成引射通道，流道入口端以及流道出口端均设置有调压构造，调压构造包括集气腔以及用于连通集气腔与流道的进气孔，引射通道与集气腔连通。本申请具有改善压力回传造成燃烧室总压损失大的问题的效果。
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公开(公告)号：CN118548147A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202411001603.3
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请提供一种航空发动机双点火系统，涉及航空技术领域。航空发动机双点火系统包括航空发动机总成、热射流点火装置、高能电点火装置、控制装置和供电装置。热射流点火装置和高能电点火装置均与航空发动机总成连接，控制装置同时与热射流点火装置和高能电点火装置通信连接，用于独立控制热射流点火装置和高能电点火装置的工作状态；供电装置同时与热射流点火装置、高能电点火装置和控制装置电连接。通过设置两个点火装置，能够提高点火成功率，降低点火装置因多次点火失败而被损坏的概率。
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公开(公告)号：CN117662325A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311800449.1
申请日：2023-12-25
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 本申请涉及火箭发动机技术领域，具体公开一种ATR爆震火箭组合动力发动机。该发动机包括外筒、内筒、外筒进气开关、内筒进气开关、压气机、连接轴、涡轮、预燃容器、芯筒、第一混气管、膨大收缩罩、助推火箭、第一供燃料管、第二供燃料管、第一供氧化剂管和第二供氧化剂管。连接轴连接压气机和涡轮。预燃容器套在连接轴外。第一供燃料管和第一供氧化剂管连通预燃容器。芯筒包裹预燃容器和涡轮。膨大收缩罩包裹芯筒。第一混气管将芯筒导向膨大收缩罩之外。助推火箭安装在膨大收缩罩之中。第二供燃料管和第二供氧化剂管连通于助推火箭。本发动机使空气流和富燃气体流交叉混合，提高掺混效率，采用爆震燃烧提高燃烧效率，安装的助推火箭提升了马赫数。
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